尾翼對(duì)超空泡航行器形態(tài)及力學(xué)特性影響實(shí)驗(yàn)研究

裴 譞,張宇文,袁緒龍,張紀(jì)華

(西北工業(yè)大學(xué)航海學(xué)院,西安 710072)

0 引 言

超空泡是水流空化得以充分發(fā)展而形成的,當(dāng)水下運(yùn)動(dòng)體被一個(gè)穩(wěn)定的超空泡所包圍時(shí),其運(yùn)動(dòng)的摩擦阻力可減少90%以上,可顯著提高水下武器的航行速度[1]。二次世界大戰(zhàn)以后,美國(guó)、前蘇聯(lián)、德國(guó)等國(guó)家開(kāi)始嘗試?yán)眠@一原理研制高速水下航行體。其中俄羅斯取得成績(jī)最為引人注目,速度可達(dá)90～100m/s的“暴風(fēng)雪”水下超空新型泡航行器,已經(jīng)裝備部隊(duì),并投放國(guó)際武器市場(chǎng)[2]。這也導(dǎo)致了美、德、英和法國(guó)等西方國(guó)家從20世紀(jì)90年代初至今的第二次研究熱潮[3]。

由于技術(shù)等因素的限制,目前以“暴風(fēng)雪”為代表的超空泡航行器僅僅擁有直航特點(diǎn),并不具備航行器機(jī)動(dòng)彈道特性,這使得航行器的突防效果和使用范圍出現(xiàn)了明顯的局限性,且隨著當(dāng)前水面艦艇與水下航行器硬殺傷攔截手段的日益豐富,對(duì)超空泡航行器機(jī)動(dòng)彈道的要求日益提高[4]。超空泡航行器的控制原理主要涉及控制力的產(chǎn)生問(wèn)題。給超空泡航行器提供控制力[5],實(shí)現(xiàn)對(duì)航行器的運(yùn)動(dòng)控制有3種可能的途徑：利用矢量推進(jìn)器改變推力方向;頭部空化器同時(shí)用作控制面,改變空化器迎角,產(chǎn)生法向力分量用于控制;配置尾部控制面,利用控制面舵角產(chǎn)生控制力[6]。介紹了西北工業(yè)大學(xué)通氣空化水洞中進(jìn)行的水下航行體的超空化尾翼力學(xué)試驗(yàn)。研究了不同尾部尾翼安裝位置、安裝后掠角對(duì)超空泡的形態(tài)及其力學(xué)特性之間的關(guān)系,探討研究了這些參數(shù)的變化對(duì)力學(xué)特性的影響規(guī)律。

1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備

實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D1所示,分為空化器,通氣碗,前錐段,圓柱段,尾翼和尾噴管6部分組成[7],其中空化器為0°迎角圓盤(pán)空化器,空化器相對(duì)直徑

式中Dn為空化器直徑;D為圓柱段直徑。

圖1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.1 Experimental model

實(shí)驗(yàn)是在西北工業(yè)大學(xué)高速水洞中展開(kāi)的,該水洞洞體為封閉循環(huán)式管道,工作段尺寸為0.4m×2m,工作段水速在0～18m/s連續(xù)可調(diào),工作段壓力20～300kPa連續(xù)可調(diào),最低水洞空化數(shù)0.15。水洞輔助裝置主要包括水質(zhì)處理系統(tǒng),水中含氣量控制與排除系統(tǒng),實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)自動(dòng)采集、處理和顯示系統(tǒng)等。為了便于數(shù)據(jù)處理,實(shí)驗(yàn)中采用高速攝像機(jī)進(jìn)行圖像采集[8],用以記錄并校核超空泡形態(tài)。為本項(xiàng)實(shí)驗(yàn)專(zhuān)門(mén)研制了通氣、壓力控制與采集系統(tǒng),其中通氣系統(tǒng)包括最高壓力為0.6MPa的大功率空氣壓縮機(jī)及其配套的通氣管路系統(tǒng)、通氣流量控制器和數(shù)據(jù)采集與控制板卡等,可同步實(shí)現(xiàn)3路通氣的無(wú)級(jí)調(diào)節(jié)。壓力采集系統(tǒng)可進(jìn)行空泡內(nèi)多點(diǎn)壓力、水洞總壓與工作段壓力實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)的采集。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎媚K化構(gòu)成[9],包括頭部空化器、前錐段、圓柱段、尾噴段,可拆卸尾翼以及垂直支桿等?？栈鬟x用可更換的可變迎角圓盤(pán)形狀系列。為了消除模型尾部垂直支桿對(duì)模型尾部流場(chǎng)的影響,設(shè)計(jì)翼型導(dǎo)流罩,所有信號(hào)連線(xiàn)和通氣管均通過(guò)導(dǎo)流罩引出洞體。模型在水洞中采用水平尾支撐安裝方式(參見(jiàn)圖2)。

圖2 模型安裝示意圖Fig.2 The installation of model

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

試驗(yàn)環(huán)境為：工作段背壓為0.12MPa,來(lái)流速度為12m/s,迎角變化范圍為-0.6°～0.6°。

2.1 空泡形態(tài)特性

空泡形態(tài)的變化特性與來(lái)流雷諾數(shù),空化器相對(duì)直徑與通氣流量等因素有較為密切的關(guān)系,本節(jié)將討論其對(duì)空泡形態(tài)的影響特性[10]。

雷諾數(shù)對(duì)空泡的影響主要反映主體空泡閉合位置[11],雷諾數(shù)越大,即來(lái)流速度越快,主體空泡閉合點(diǎn)越靠后,空泡的附體效果越好[12]。試驗(yàn)中為了實(shí)現(xiàn)通氣空泡的最快生成,并考慮水洞的實(shí)際水速,試驗(yàn)雷諾數(shù)Re=8.0×106。

空化器對(duì)空泡的影響特性表現(xiàn)為空泡最大直徑改變[13],試驗(yàn)中由于背壓較高,因此為了獲得較為理想的附體空泡,采用ˉD=0.33作為空化器直徑。

試驗(yàn)通氣流量分為3種工況：(1)40L/min;(2)60L/min;(3)100L/min。尾翼后掠角為0°,模型迎角為0°。

圖3給出了不同工況下空泡形態(tài)對(duì)比?？梢?jiàn)隨著通氣量增大,空泡尺度增大[14]。由于重力效應(yīng)[15]較小,故空泡上下閉合點(diǎn)位置較為接近,與此同時(shí)尾翼開(kāi)始空化[16],但是由于空泡尾部上漂,尾翼上下空化不對(duì)稱(chēng)。

圖3 不同通氣量下空泡形態(tài)Fig.3 The shape of cavity on the different gas ventilated rate

為了保證航行器尾部尾翼具有足夠的控制力,必須保證控制面具有相當(dāng)?shù)拇_定沾濕區(qū)域,以保證控制力是可預(yù)知的,同時(shí)確?？刂屏Φ淖兓菨u進(jìn)的[17]。從實(shí)驗(yàn)中注意到,對(duì)于通氣超空泡航行器,由于空泡泄氣過(guò)程對(duì)模型尾部與底部的作用,尾部尾翼上下出現(xiàn)了不同程度的沾濕面積上的差異,因此不可避免出現(xiàn)在有迎角狀態(tài)下的橫滾力矩,需要通過(guò)相應(yīng)手段加以克服。

圖4給出了0°后掠角尾翼變迎角試驗(yàn)的空泡形態(tài)照片。可見(jiàn)隨著模型迎角增大,空泡偏向一側(cè),由于氣流減少尾翼空泡逐漸減小并消失。

圖4 不同迎角下空泡形態(tài)Fig.4 The shape of cavity on the different attack angle

2.2 尾翼對(duì)航行器力學(xué)特性的影響

試驗(yàn)采用兩種試驗(yàn)?zāi)Ｐ停?1)光體模型;(2)安裝尾翼的全狀態(tài)模型。模型的迎角為0°。

圖5給出了模型有無(wú)尾翼下空泡形態(tài)的對(duì)比照片,主體空泡尾部閉合狀態(tài)出現(xiàn)明顯的差別,模型光體狀態(tài)下,空泡基本呈橢圓體結(jié)構(gòu),且尾部渦管區(qū)較為平穩(wěn),無(wú)明顯脈動(dòng)泄氣現(xiàn)象;當(dāng)尾翼空泡產(chǎn)生的狀態(tài)下,尾翼在穿刺空泡壁面過(guò)程中對(duì)空泡尾部閉合起到了明顯的延伸作用,空泡呈明顯拉長(zhǎng)橢球體,且渦管出現(xiàn)有較為強(qiáng)烈的脈動(dòng)泄氣,尾流區(qū)空泡壁面振動(dòng)也較為明顯。

圖5 模型有無(wú)尾翼空泡形態(tài)Fig.5 The shape of cavity with or without wing

如圖6所示,光體狀態(tài)下模型的空化阻力系數(shù)較全狀態(tài)模型的空化阻力系數(shù)有明顯下降,這是由于尾翼的部分穿刺空泡實(shí)現(xiàn)局部沾濕所造成的,且由局部沾濕所帶來(lái)的阻力對(duì)整個(gè)模型的阻力貢獻(xiàn)非常明顯。

圖7和8給出了不同工況下模型的側(cè)向力和力矩特性曲線(xiàn)?？梢悦黠@觀(guān)察到,光體狀態(tài)下模型的側(cè)向力系數(shù)和側(cè)向力線(xiàn)斜率較全狀態(tài)下模型明顯減小,但與彈體側(cè)向力對(duì)整個(gè)模型的貢獻(xiàn)而言算小量。法向力矩變化規(guī)律與側(cè)向力變化規(guī)律相類(lèi)似,但光體在臨界迎角區(qū)域的靜穩(wěn)定特性表現(xiàn)不明顯。

圖6 模型阻力特性曲線(xiàn)Fig.6 The drag characteristic of model

圖7 模型側(cè)向力特性曲線(xiàn)Fig.7 The yawning force characteristic of model

圖8 模型力矩特性曲線(xiàn)Fig.8 The moment characteristic of model

2.3 不同后掠角對(duì)航行器力學(xué)特性的影響

試驗(yàn)共設(shè)計(jì) 3 種尾翼后掠角：0°,30°和60°。在每一種后掠角模型狀態(tài)下,以12m/s水速記錄空泡形態(tài),測(cè)量整個(gè)模型的流體動(dòng)力。

如圖9所示,在不同后掠角狀態(tài)下,空泡閉合出現(xiàn)明顯的差異。尾翼對(duì)流動(dòng)的阻滯作用對(duì)超空泡的閉合是有利的,后掠角越大,尾翼高度越低,對(duì)空泡閉合的影響越小,尾翼露出空泡的穿刺長(zhǎng)度越小,作為舵使用時(shí)舵效越低。

圖9 不同尾翼后掠角空泡形態(tài)Fig.9 The shape of cavity on the different sweepback angle

圖10給出了不同尾翼后掠角條件下的模型在空化前后的阻力特性曲線(xiàn)。由對(duì)比30°和60°尾翼后掠角模型阻力系數(shù)可以發(fā)現(xiàn),尾翼后掠角越大,模型的沾濕阻力和空化阻力越小,尤其是空化阻力系數(shù)變化很大,從降低模型總體阻力系數(shù)的角度看,應(yīng)采用大后掠角尾翼,但是由于大后掠角狀態(tài)下,尾翼穿刺空泡壁面較為困難,且容易產(chǎn)生較為明顯的翼面空泡,無(wú)法保證尾翼的有效沾濕面積,故作用在尾翼上的作用力亦較小,為了實(shí)施機(jī)動(dòng)航行控制,所需舵角較大的情況下,還需考慮舵效問(wèn)題。

圖11給出了不同尾翼后掠角條件下的模型空化前后的側(cè)向力特性曲線(xiàn)。可見(jiàn),尾翼后掠角越大,模型的空化側(cè)向力線(xiàn)斜率越小,即舵效越小,但是舵效變化引起的側(cè)向力相對(duì)迎角引起的側(cè)向力變化為小量。

圖11 模型側(cè)向力特性曲線(xiàn)Fig.11 The yawning force characteristic of model

綜上所述,尾翼后掠角對(duì)模型阻力與側(cè)向力特性的影響為：后掠角越大,模型阻力系數(shù)越小,側(cè)向力線(xiàn)斜率越低。

為了減小模型總體空化阻力系數(shù),可以考慮使用小后掠角尾翼,但是為了獲得足夠的舵效進(jìn)行機(jī)動(dòng)航行控制,需要較大的舵效。因此應(yīng)當(dāng)根據(jù)特定階段的需要綜合考慮,選用適當(dāng)?shù)奈惨砗舐咏恰?/p>

2.4 不同尾翼安裝位置對(duì)航行器力學(xué)特性的影響

試驗(yàn)共設(shè)計(jì)3種尾翼安裝位置,分別以尾翼前緣根部距離頭部位置相對(duì)比例作為設(shè)計(jì)工況,即ˉL1=L1/L,式中L1為尾翼前緣根部距離頭部長(zhǎng)度,L為模型全長(zhǎng),則實(shí)驗(yàn)工況為：ˉL1=0.854,ˉL1=0.864和ˉL1=0.874。在每一種安裝位置工況下,以12m/s水速做變迎角測(cè)力試驗(yàn),記錄空泡形態(tài),測(cè)量整個(gè)模型的流體動(dòng)力。

圖12 不同尾翼安裝位置時(shí)空泡形態(tài)對(duì)比Fig.12 The shape of cavity on different tail wing installation positon

從圖12中可以觀(guān)察到,尾翼安裝位置對(duì)超空泡形態(tài)的影響主要表現(xiàn)為：尾翼安裝位置越靠前,尾翼從主體空泡獲得的氣量越多,尾翼空泡尺度越大。且由于尾翼空泡的影響,導(dǎo)致空泡尾部閉合位置的不同從而造成整體超空泡流型的不同,即當(dāng)尾部空泡實(shí)現(xiàn)完全生成狀態(tài)下,空泡半徑

式中：L為尾翼展向長(zhǎng)度;r為模型半徑。

尾端空泡橢球體閉合外形出現(xiàn)階躍變化,等效于主體空泡閉合被強(qiáng)制性阻滯拉升,改變空泡流型,有效延伸了空泡閉合點(diǎn)。

圖13給出了不同尾翼安裝位置的模型空化前后阻力特性曲線(xiàn)?？梢?jiàn)安裝位置對(duì)沾濕狀態(tài)的模型阻力幾乎沒(méi)有影響,空化后,安裝位置靠后的阻力系數(shù)相對(duì)較大。

圖13 模型阻力特性曲線(xiàn)Fig.13 The drag characteristic of model

圖14給出了不同尾翼安裝位置的模型空化前后側(cè)向力特性曲線(xiàn)。可見(jiàn)尾翼安裝在工況1變化較小,工況2和3時(shí),模型側(cè)向力特性變化較大,說(shuō)明尾翼安裝偏前,對(duì)體空泡形態(tài)及其閉合的影響較大,由于尾翼空泡的作用,等同于增大尾部空泡直徑,滯遲空泡尾端面的生成,等效于整體拉長(zhǎng)超空泡,因而導(dǎo)致模型主體側(cè)向力特性變化較大。

圖14 模型側(cè)向力特性曲線(xiàn)Fig.14 The yawning force characteristic of model

圖15給出了不同尾翼安裝位置的模型空化前后俯仰力矩特性曲線(xiàn)?？梢?jiàn)尾翼安裝在工況1變化較小,工況2和3時(shí),模型俯仰力矩特性變化較大,說(shuō)明和側(cè)向力變化特征相類(lèi)似,尾翼安裝偏前,對(duì)體空泡形態(tài)及其閉合的影響較大,導(dǎo)致模型俯仰力矩特性變化較大。

圖15 模型俯仰力矩特性曲線(xiàn)Fig.15 The moment characteristic of model

綜上所述,尾翼安裝位置對(duì)模型阻力和側(cè)向力的影響為：尾翼安裝位置越靠后,沾濕阻力變化較小,但空化阻力明顯增大;空化側(cè)向力與力矩特性相類(lèi)似,由于空泡的增升效果的減弱,尾翼安裝位置越靠后,空化側(cè)向力和空化力矩越小。

故從減阻效果及其側(cè)向力特性上分析,尾翼靠前布置,能夠有效減小阻力,增大航行器側(cè)向力與力矩,對(duì)整個(gè)航行器機(jī)動(dòng)航行是有利的。但尾翼位置過(guò)于靠前,將造成航行器空化狀態(tài)下側(cè)向力焦點(diǎn)靠前,使得航行器的靜穩(wěn)定度下降,不利于其自身的姿態(tài)保持與恢復(fù)。

3 結(jié)束語(yǔ)

通過(guò)對(duì)航行器尾翼通氣超空泡實(shí)驗(yàn)研究,可以得到以下結(jié)論：

(1)在進(jìn)行超空化的實(shí)驗(yàn)研究中,采用人工通氣超空化用以提高泡內(nèi)壓力從而減小空化數(shù)的方法切實(shí)可行;

(2)尾翼對(duì)空泡形態(tài)的閉合具有較為明顯的影響,特別是當(dāng)尾翼形成翼面空泡后,對(duì)整個(gè)航行器主體空泡的閉合具有一定的遲滯作用;

(3)當(dāng)尾翼拉長(zhǎng)主體空泡后,尾部渦管區(qū)域出現(xiàn)明顯的脈動(dòng)泄氣現(xiàn)象;

(4)尾翼的后掠角減小將減小尾翼的空泡壁面穿刺量,因此有利于降低航行器的空化阻力,但可能造成尾翼舵效的下降;

(5)尾翼安裝位置對(duì)主體空泡的影響主要體現(xiàn)在與空泡壁面的交點(diǎn),尾翼越靠前,空泡對(duì)尾翼的包絡(luò)性越好,阻力越小,側(cè)向力和力矩越大。

通過(guò)分析上述影響效果,說(shuō)明了尾翼的自身結(jié)構(gòu)、后掠角與安裝位置對(duì)航行器的力學(xué)特性具有較大的影響,翼身/彈泡耦合同時(shí)影響阻力、側(cè)向力與法向力矩,因此在尾翼的選取上需要綜合考慮,從而得到尾翼的最優(yōu)設(shè)計(jì)。在未來(lái)的研究中,將采用PIV技術(shù)研究尾翼與彈體、附體空泡之間的流場(chǎng)耦合關(guān)系。

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